基于多物理場的渦扇發動機尾噴口近場噪聲模擬研究

閆國華 汪霽潔

摘要：本文通過簡化尾噴口模型，針對噴管涵道內流場中的不同周向模態數對噪聲的傳播影響進行研究，基于COMSOL多物理場建立計算流體力學（CFD）數值計算模型，得到了不同周向模態數的尾噴口近場壓力變化圖、聲壓級變化圖。研究結果表明，在以渦輪風扇為噪聲源的基礎上，聲波從噴管內涵道的入口端到出口端，波的反射清晰可見，對于模態數m=10和m=18尤為明顯，噪聲波的衍射效應在m=18時不是很顯著。另外，由聲壓級等值線圖可知，周向模態數越小，內涵道內近壁面輻射聲壓級越小，但在噴口后緣處，聲壓級傳播基本以5～7dB的幅度在減小。

關鍵詞：噴流噪聲;周向模態數，COMSOL;近場聲壓級;衍射

中圖分類號：TU385.3 文獻標識：A

渦扇發動機已廣泛應用于軍民用運輸機，但其排氣噪聲仍是有待解決的重要問題之一。為實現噴流降噪，必須開展噪聲機理研究。飛機發動機噴氣流入靜止或流速較慢的氣流時，高速噴流與周圍相對靜止的介質急劇混合，壓力起伏引起密度變化并傳播到區域之外的介質中，即噴流混合噪聲源[1]。國內外針對高速射流噴管開展了大量的研究，以揭示噴管的內部流動和高速射流的流場特征[2，3]。如最早由Lighthill提出的“擬聲源”的概念，并在此基礎上建立了高速噴流噪聲的物理和數學模型[4，5]。國內也開展了一定的研究，其中就有喬渭陽[1，6]等對噴流噪聲預測方法的研究，田玉雯[7]等利用大渦模擬的計算流體力學（CFD）以及ACTRAN聲學軟件計算出噴流遠場流場中的聲傳播。他們大多數是針對遠場噪聲傳播的模擬計算以及預測噪聲，對于尾噴口近場噪聲傳播研究較少。對于噴管內部流場的噪聲研究，早期的有Rienstra提出的內部聲場與渦流層相互作用是復雜關系[8，9]以及Taylor，Crighton&Cargill等提出的內流場噪聲被描述為來自于內管的平面波，并且渦旋脫落是由分離內部、外部和周圍流的渦流層來模擬的[10]。到后來的G.Gabard和R.J.Astley較詳細地研究圓形噴管的遠近場噪聲的理論模型[11]。隨著噴流噪聲宏觀研究不斷的深入，簡單地考慮單一物理場工作條件下的噴流情況已經不能夠解決實際問題，所以通過多物理場的設定來研究噴流近場噪聲就顯的尤為重要。

本文基于COMSOL多物理場條件下，簡化尾噴口物理模型，通過定義進口邊界條件以及硬聲場邊界和渦流層邊界條件，模擬計算了尾噴口近場的真實流動工況，并由計算出的結果分析出尾噴口噪聲的傳播情況。

1 計算模型

1.1 COMSOL軟件介紹

COMSOL Multiphysics作為一款基于全新有限元理論，直接以偏微分方程為研究對象的大型數值仿真軟件，廣泛應用于各個領域的科學研究以及工程計算，適用于科學和工程領域的一些物理過程，并以高效的計算性能和杰出的多場直接耦合分析能力實現了多物理場的高度精確的數值仿真，在全球領先的數值仿真領域里得到廣泛的應用[12]。

1.2 模型建立

本研究使用COMSOL軟件的氣動聲學模塊的邊界模式物理場和頻域物理場建立模型以及網格劃分如圖1所示。其中a邊表示的是噴管管道殼體，簡化為內部硬聲場邊界條件，b邊表示的是渦流層邊界條件，c邊表示的是環境流邊界，d區域表示的是噴流與環境流的混合場。由于二維幾何的對稱性以及軟件對聲場的要求設定為非結構化網格，即選擇極端細化的物理場控制網格。設定邊界模式中的噴管流入口馬赫數Ma1=0.45，頻域物理場中的環境流馬赫數Ma0=0.25。在尾噴口外圍我們由COMSOL軟件的特性設定了完美匹配層，即當聲波傳播到完美匹配層時，會產生很小的反射，高透射率傳播出去，故而可認為無限大空氣域來模擬現實中的遠場求解域[12，13]。

由于噴管內聲場可以描述為在涵道中傳播的特征模的總和，所以我們主要關心的是由單一特征模（m，n）所產生的輻射噪聲，在管道中傳播到出口平面，然后在自由場中輻射。在分析計算輻射噪聲時，為研究尾噴口的噪聲波的衍射，設定背景速度場為無旋轉，場方程僅為有效，這種情況在渦流層中是不滿足的。因此，速度勢在渦流層上是不連續的。為了方便建立這種不連續的模型，使用了在內部邊界上可用的渦流層邊界條件，即b邊。渦流層兩側的邊界條件定義如下：式中：ω為角頻率;V為平均流速度;w為外法線位移;Φ為速度勢;p為壓力;up和down角標表示邊界的兩邊[14～16]。

渦流層的速度正常為零，這意味著方程（1）中第一式左側的最后兩項就消失了。在模型中，變量是無量綱的。速度除以空氣中聲音的速度，密度除以空氣的密度[17]。如模型使用馬赫數Ma=V/C⁰作為平均流速。由此引出了邊界條件：

計算域邊界條件的設定是物理模型在解決實際問題中的補充，具有重要意義。

2 計算結果分析

在建立好上述物理模型后，運用COMSOL軟件進行計算，通過設置圖2高度表達式，可看到聲壓的傳遞方式，也可得到尾噴口如圖3所示近場聲壓圖和圖4所示聲壓級圖，此計算結果可與G.Gabard和R.J.Astley[17]提出的一個類似系統的結果進行類比分析。

圖3為不同周向模態數的近場聲壓圖。從壓力圖中可以清晰地看出，由于內涵道氣流的高溫高壓特性，在整流錐尖部以及出口混合接觸面上會出現小范圍的高低壓交錯區，并且聲波發生劇烈波動。由聲壓的高度表達式拓展功能，可以看出內涵道的內部硬聲場邊界和整流錐面上產生的聲波會向噴口傳播，由于在整流錐界面上的聲波幅度較小，內部硬聲場邊界上幅度較大，所以在出口不遠處兩聲波會以同頻率、同振動方向發生干涉，形成更小幅度更小聲壓的聲波向遠場方向傳播。此外，從圖中可分析出聲波在近場的衍射效應不明顯，反而是在內涵道中的反射較為顯著，聲波能量也在反射過程中發生損失，尤其是在m=10和m=18時。

圖4是不同周向模態數的近場聲壓級圖。從圖4中的聲壓級圖可以分析出，在內涵道中的整流錐邊界面上的聲壓級普遍大于硬聲場邊界上的聲壓級，并隨著聲波向出口傳播，差值越來越大。這主要是因為隨著高溫高壓氣流在管道內得到加速，聲壓有所增加，增大了整流錐邊界面上的聲波的聲壓級，加之硬聲場邊界上的阻抗效應，降低硬聲場邊界上聲波的聲壓級，所以差值會越來越大。當聲波傳至出口處時，會以較快速度向環境流場方向傳播，聲壓級也有所減小。主要是因為環境流中有一定的流速，聲波在傳播過程中受到擾動，能量有所損失，但對比距離在聲壓級減小的影響可以看出，越往遠處傳播，聲壓級降低的速率越來越小。

3 結論

本文針對簡化的航空發動機尾噴口物理模型，采用COMSOL軟件進行了多物理場的近場噪聲輻射數值模擬，結果表明：

（1）噴管內高溫高壓氣流，在管道內加速，整流錐界面上的聲波與管道壁界面上的聲波發生干涉，在尾噴口處形成更大幅度更大聲壓的聲波向遠場方向傳播。并且聲波在近場的衍射效應不明顯，反而是在內涵道中的反射較為顯著，聲波能量也在反射過程中發生損失，尤其是在周向模態數m=10和m=18時。

（2）不同周向模態數的近場聲壓級有著明顯的差異。在m=4的時候，聲壓級等值線呈現出喇叭型，噴口處有極低的聲壓區，主要是由于噴口后緣發散出的不穩定波的擾動。在m=10的時候，不穩定波的擾動效應慢慢變弱，導致在噴口成型的干涉波發生衍射，傳播至遠場中。在m=18的時候，后緣發散出的不穩定擾動基本消失，干涉波以噴口為中心傳播出去，并且聲壓級減小越來越快。

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